本發(fā)明涉及航空發(fā)動機空中環(huán)境模擬試驗設(shè)備領(lǐng)域，公開了一種可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置及其控制方法。

背景技術(shù)：

1、航空發(fā)動機集成動力發(fā)動機的噴管（集成動力噴管）能夠?qū)煞N不同動力技術(shù)結(jié)合到一起，整合了各自適用飛行范圍內(nèi)的優(yōu)勢，具有可水平起降、重復(fù)使用、可靠性高、低速性能好等優(yōu)點，可作為各類航空飛行器的理想動力裝置。

2、集成動力噴管排氣具有單邊膨脹的特點，存在燃氣射流不對稱性強的極端工況，需要采用較大的直徑排氣擴壓器來收集燃氣，由此帶來射流兩側(cè)較大的剩余空間使得部分工況下容易出現(xiàn)艙內(nèi)局部高溫回流區(qū)，帶來局部艙溫過高可導(dǎo)致艙內(nèi)測試、電氣設(shè)備受損或功能失效，過大的回流甚至影響艙內(nèi)流場品質(zhì)。

3、為了滿足集成動力發(fā)動機空中環(huán)境模擬試驗排氣需求，需在排氣擴壓器入口處設(shè)備防回流裝置，集成動力發(fā)動機存在不同的工作模態(tài)及工況，一種模態(tài)可對應(yīng)一種回流單擋板構(gòu)型，常用的固定構(gòu)型式回流擋板無法完全抑制所有模態(tài)及工況下的高溫回流。

4、集成動力發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換時，回流擋板流構(gòu)型須跟隨連續(xù)變化阻止燃氣回流，因此單純的靠更換不同固定構(gòu)型式擋板是不合理的，同時更換擋板需試驗停止，更換后試驗需調(diào)整至相應(yīng)狀態(tài)，過程中能源、人力資源消耗較大。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的在于提供一種可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置及其控制方法，能夠根據(jù)集成動力發(fā)動機試驗狀態(tài)以及試驗狀態(tài)變化情況進行通孔形狀的調(diào)節(jié)，確保在過渡態(tài)時不易產(chǎn)生回流。

2、為了實現(xiàn)上述技術(shù)效果，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：

3、一種可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，包括：

4、試驗艙，所述試驗艙用于安裝集成動力噴管，所述集成動力噴管包括對稱動力噴管組件和非對稱動力噴管組件；

5、排氣擴壓器，所述排氣擴壓器的進口端與試驗艙出口端連通；

6、擋圈，設(shè)置在靠近所述排氣擴壓器的進口端的位置，所述擋圈內(nèi)設(shè)置有可供集成動力噴管燃氣全流通的通孔；所述通孔中部為矩形結(jié)構(gòu)，所述矩形結(jié)構(gòu)的兩側(cè)對稱設(shè)置有開口平滑減小的收斂結(jié)構(gòu)；

7、移動擋板，所述移動擋板數(shù)量為四個，四個所述移動擋板呈中心對稱分布于所述擋圈一軸向端面，其中每兩個移動擋板分別與兩個對開式的位移調(diào)節(jié)機構(gòu)連接，用于調(diào)節(jié)對應(yīng)移動擋板與所述收斂結(jié)構(gòu)的相對位置。

8、進一步地，所述擋圈由兩個對稱結(jié)構(gòu)的c型半環(huán)組件拼接而得。

9、進一步地，所述擋圈包括內(nèi)層、外層，以及設(shè)置在內(nèi)層與外層之間的中空夾層。

10、進一步地，所述內(nèi)層和所述外層之間設(shè)置有筋板，所述筋板焊接在外層內(nèi)壁，且所述筋板與內(nèi)層內(nèi)壁間隙配合。

11、進一步地，所述擋圈上設(shè)置有冷媒進口和冷媒出口，所述冷媒進口和冷媒出口上分別連接有導(dǎo)管。

12、進一步地，位移調(diào)節(jié)機構(gòu)包括液壓伸縮機構(gòu)，所述液壓伸縮機構(gòu)的伸縮桿與移動擋板驅(qū)動連接。

13、進一步地，所述位移調(diào)節(jié)機構(gòu)還包括與移動擋板配合的導(dǎo)軌，所述導(dǎo)軌固定在所述擋圈通孔外周，所述移動擋板與導(dǎo)軌之間設(shè)置有滾輪。

14、為實現(xiàn)上述技術(shù)效果，本發(fā)明還提供了一種可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流控制方法，該控制方法基于所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，包括：

15、獲取集成動力噴管的燃氣射流試驗條件，所述試驗條件包括對稱氣流、非對稱氣流和過渡態(tài)氣流，所述過渡態(tài)氣流為對稱氣流向非對稱氣流調(diào)整或非對稱氣流向?qū)ΨQ氣流調(diào)整過程的氣流狀態(tài)；

16、根據(jù)試驗時的試驗條件以及試驗條件變化情況，利用位移調(diào)節(jié)機構(gòu)調(diào)整所述移動擋板與收斂結(jié)構(gòu)的相對位置；調(diào)整過程中所述集成動力噴管射流燃氣處于過渡態(tài)氣流，四個所述移動擋板均調(diào)整至通孔外周，使通孔處于全流通狀態(tài)，直至達到所需的試驗條件時，根據(jù)所需的試驗狀態(tài)進行移動擋板相對位置的調(diào)整；其中：

17、所述試驗條件為對稱氣流時，四個所述移動擋板對稱分布于通孔的四角，對收斂結(jié)構(gòu)進行全遮擋，使所述通孔形成口字型流通通道；

18、所述試驗條件為非對稱氣流時，較大射流燃氣流經(jīng)的通孔位置處于全開狀態(tài)，對應(yīng)位置的移動擋板位于通孔外周；較小射流燃氣流經(jīng)的通孔位置處于關(guān)閉狀態(tài)，對應(yīng)位置的移動擋板對收斂結(jié)構(gòu)形成部分遮擋狀態(tài)。

19、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明所具備的有益效果是：

20、1、本發(fā)明采用帶有通孔的擋圈與移動擋板相集成的形式，能夠根據(jù)集成動力發(fā)動機試驗狀態(tài)以及試驗狀態(tài)變化情況進行通孔形狀的調(diào)節(jié)，尤其是可根據(jù)回流狀態(tài)實現(xiàn)擋圈構(gòu)型的在線調(diào)整，能確保在過渡態(tài)時不易產(chǎn)生回流，確保集成動力發(fā)動機試驗狀態(tài)調(diào)整過程中的穩(wěn)定運行，規(guī)避了以集成動力發(fā)動機為典型應(yīng)用場景的空中環(huán)境模擬試驗高溫排氣回流至試驗艙帶來的試驗安全問題。

21、2、本發(fā)明可根據(jù)其它航空發(fā)動機排氣特點進行移動擋板靈活搭配，從而實現(xiàn)擋圈氣流通孔構(gòu)型的在線調(diào)節(jié)，適應(yīng)性好，規(guī)避了采用固定構(gòu)型式擋板需停止試驗且更換后試驗需調(diào)整至相應(yīng)狀態(tài)的問題，起到降低能源、人力資源消耗的效果。

技術(shù)特征：

1.一種可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，所述擋圈由兩個對稱結(jié)構(gòu)的c型半環(huán)組件拼接而得。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，所述擋圈包括內(nèi)層、外層，以及設(shè)置在內(nèi)層與外層之間的中空夾層。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，所述內(nèi)層和所述外層之間設(shè)置有筋板，所述筋板焊接在外層內(nèi)壁，且所述筋板與內(nèi)層內(nèi)壁間隙配合。

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，所述擋圈上設(shè)置有冷媒進口和冷媒出口，所述冷媒進口和冷媒出口上分別連接有導(dǎo)管。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，位移調(diào)節(jié)機構(gòu)包括液壓伸縮機構(gòu)，所述液壓伸縮機構(gòu)的伸縮桿與移動擋板驅(qū)動連接。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，所述位移調(diào)節(jié)機構(gòu)還包括與移動擋板配合的導(dǎo)軌，所述導(dǎo)軌固定在所述擋圈通孔外周，所述移動擋板與導(dǎo)軌之間設(shè)置有滾輪。

8.一種可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流控制方法，該控制方法基于權(quán)利要求1所述的可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置，其特征在于，包括：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及航空發(fā)動機空中環(huán)境模擬試驗設(shè)備領(lǐng)域，公開了一種可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置及其控制方法，可變流通構(gòu)型防燃氣高溫回流裝置包括試驗艙、排氣擴壓器、擋圈、移動擋板；擋圈內(nèi)設(shè)置有通孔，通孔兩側(cè)對稱設(shè)置有開口平滑減小的收斂結(jié)構(gòu)，移動擋板用于對收斂結(jié)構(gòu)進行全開、全遮擋或部分遮擋控制；本發(fā)明能夠根據(jù)集成動力發(fā)動機試驗狀態(tài)以及試驗狀態(tài)變化情況進行通孔形狀的調(diào)節(jié)，尤其是可根據(jù)回流狀態(tài)實現(xiàn)擋圈構(gòu)型的在線調(diào)整，能確保在過渡態(tài)時不易產(chǎn)生回流，確保集成動力發(fā)動機試驗狀態(tài)調(diào)整過程中的穩(wěn)定運行，規(guī)避了以集成動力發(fā)動機為典型應(yīng)用場景的空中環(huán)境模擬試驗高溫排氣回流至試驗艙帶來的試驗安全問題。

技術(shù)研發(fā)人員：鐘華貴,王建,陳學(xué)尚,劉冬根,侯鑫正,王飛飛,嵇曉昱,閔浩,孫晗,鄺文,劉文雙
受保護的技術(shù)使用者：中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/19